This dissertation deals with the landing guidance for point-to-point rocket transportation systems. Reusable orbital rockets employed in point-to-point rocket transportation systems demonstrate distinct maneuvering characteristics during the landing phase. To account for these characteristics, the landing guidance methods are designed based on optimization problems utilizing the 6-DOF dynamic equations, involving both translational and rotational motions. The proposed landing guidance methods are composed of the trajectory planning problem that generates a reference trajectory and the trajectory tracking problem that produces tracking commands. The trajectory planning problem is formulated as a 6-DOF fuel-optimal landing trajectory optimization problem. This problem is structured as a multi-phase optimization problem to incorporate the specific constraints associated with each landing phase. The trajectory tracking problem is formulated based on 6-DOF dynamic equations and a linear quadratic tracking objective function. The model predictive control (MPC) framework is employed to iteratively compute trajectory tracking commands. Building on this guidance structure, two landing guidance methods are designed depending on the form of the trajectory tracking commands. The sequential convex programming (SCP) algorithm transforms the original nonconvex problems into convex subproblems, enhancing convergence performance by incorporating the virtual state and trust region. Furthermore, numerical simulations are conducted to validate the performance and robustness of the proposed methods. A sensitivity analysis is performed to examine the impact of various parameters, leveraging insights derived from the Monte Carlo simulation results.
본 학위 논문 에서는 로켓 수송 시스템을 위한 착륙 유도 연구를 다룬다. 로켓 수송 시스템에 활용되는 재사용 궤도 로켓은 착륙 과정에서 기존의 재사용 발사체와 다른 기동 특성을 보인다. 이러한 특성을 반영하기 위해, 제안된 착륙 유도 기법은 6 자유도 운동 방정식을 활용한 최적화 문제를 기반으로 설계되었으며, 이는 병진 및 회전 운동을 포함한다. 제안된 착륙 유도 기법은 기준 궤적을 생성하는 궤적 계획 문제와 추종 명령을 생성하는 궤적 추종 문제로 구성된다. 궤적 계획 문제는 연료 소모 최소화를 목적으로 하는 6 자유도 궤적 최적화 문제로 정의되며, 각 착륙 단계와 관련된 특정 구속 조건을 반영하기 위해 다단계 최적화 문제로 정의된다. 궤적 추종 문제는 6 자유도 운동 방정식과 선형 이차 추종 목적 함수를 활용하여 정의된다. 모델 예측 제어 구조를 활용하여 궤적 추종 명령이 반복적으로 계산된다. 이러한 유도 구조를 바탕으로 궤적 추종 명령의 형태에 따라 두가지 착륙 유도 기법이 설계된다. 정의된 최적화 문제들은 컨벡스 최적화의 이점을 활용하기 위해 순차 컨벡스 프로그래밍 알고리즘으로 해결되며, 수렴 성능을 개선하기 위해 가상 상태 및 신뢰 영역이 적용된다. 또한, 수치 시뮬레이션을 통해 제안한 착륙 유도 기법의 성능과 강건성이 검증된다. 몬테카를로 시뮬레이션 결과를 기반으로 다양한 파라미터들의 영향을 파악하기 위해 민감도 분석이 수행된다.
